沖壓空氣排氣口氣動噪聲數值研究

0 引言

在民用飛機領域，氣動噪聲的研究備受學者的關注，除發動機和輔助動力裝置外，沖壓空氣系統的排氣口是地面停機坪的主要噪聲源，隨著飛機載客量的增加，沖壓空氣總量隨之增加，其對停機坪噪聲的影響更大。因此，對沖壓空氣排氣口噪聲產生機制進行分析，有利于控制噪聲問題，提升飛機環保指標。由于飛機沖壓空氣排氣口構型復雜，氣流場與聲場的相互干擾比較復雜，對于其噪聲的仿真預測比較困難。本文主要通過對客機沖壓空氣排氣口的氣動噪聲進行數值模擬，并對其流場及聲場的產生機理進行研究分析，尋求沖壓空氣排氣口氣動噪聲的產生原因。

氣動聲學起源于對渦噴發射機射流噪聲機理的研究。1952年，Lighthill最早提出了聲類比理論，并針對噴射噪聲問題推導出了Lighthill方程。該方程基于流場物理量與聲壓波動量之間的聯系建立，開創了氣動聲學理論研究的先河。Lighthill方程對求解空間進行了假設，未考慮固體邊界對噴漆噪聲的影響。1955年，Curle針對上述問題對Lighthill方程進行了改進，使用基爾霍夫方法考慮了固體壁面對氣流發聲機理的影響，并在此基礎上推導出Curle方程。1969年，Ffowcs-Williams和Hawkings使用廣義函數對Curle方程進行了推廣，在Curle方程的基礎上考慮運動固體邊界對氣動噪聲的影響，在此基礎上獲得了FW-H方程。19世紀60年代以來，流體噪聲一直備受學者的關注，Powell、Doak和Howe等學者分別對流體噪聲的產生機理、聲波與湍流的相互作用等問題進行了研究，但這些理論對實際應用還存在一定的差距，可用于試驗現象的解釋。

本文基于大渦模擬方法對沖壓空氣進氣口流場進行仿真計算，并把數值計算獲得的進氣口及風門表面壓力脈動作為聲源項，最后通過FW-H聲學比擬法建立噪聲預測方法，研究沖壓空氣排氣口的噪聲產生機制。該技術將流場和聲場進行結合求解，能夠較好地考慮流場和聲場的干擾問題。

1 計算模型和數值計算方法

1.1 排氣口模型

選取某型號民機沖壓空氣排氣口作為研究對象，排氣口由入口端圓形直管段、過渡段彎管、出口端直管及排氣口風門構成。排氣口三維仿真模型如圖1所示。

圖1 排氣口三維仿真模型

1.2 網格劃分

本文對整機級模型建立網格模型時，首先將排氣口三維模型導入ICEM軟件中進行網格劃分，網格類型為四面體和六面體，計算域及排氣口網格如圖2所示。對排氣口壁面設置棱柱網格進行加密，首層網格高度為0.1mm，增長率1.2，棱柱網格設置5層。將劃分好的網格導入到Fluent中進行網格類型的轉化，得到多面體網格。多面體網格的優勢在于處理復雜幾何時兼顧網格數量的前提下能夠得到質量很好的網格。與生成四面體網格相比，生成的多面體網格數量要少五倍左右。

圖2 排氣口網格

1.3 計算方法

1.3.1 穩態計算

對氣動噪聲進行數值計算的第一步是選用湍流模型進行流場的穩態計算，然后調用寬頻噪聲源模型獲得噪聲源的位置和強度，結合流場分布特征分析氣流噪聲的產生位置和機理。選用典型滑行工況作為邊界條件，排氣口進口設為質量流量入口邊界條件，質量流量設為11.1kg/s，風門開度為80%；遠場入口設為速度入口邊界條件，飛行馬赫數為0.5，攻角為0°，遠場出口設為壓力出口邊界條件。

1.3.2 瞬態計算

穩態計算完成后，將穩態計算的結果作為瞬態計算初始條件，選用FW-H噪聲模型和LES模型進行瞬態計算，獲得測點的時域聲壓值并對其進行快速傅里葉變換（FFT）即可得到聲壓頻譜特性。計算時間步長2.5×10，迭代步數為4000步，采樣時間為0.1s。

使用FW-H噪聲模型計算時，選取排氣口的所有壁面以及排氣口風門作為聲源面。FW-H聲源接收點用于接收由FW-H聲源面傳播過來的聲壓信號。根據FAR36步規定的標準噪聲觀測位置設置一個聲源接收點，在排氣口內部設置三個監測點，用于監測排氣口內部的速度和壓力脈動，監測點及聲源接收點的位置如圖3所示。

圖3 監測點及聲源接收點位置

2 數值計算結果分析

2.1 流場結果分析

沿排氣口軸線方向做切面，切面的速度流場速度如圖4所示。

由圖4可知，當氣體進入排氣口時，在直管段內的流速變化較為穩定。當氣體流過過渡段彎管時，由于彎管段效應，彎管外側氣體到達壁面后氣流方向發生變化，流速急速變小后緩慢上升，彎管內側氣體流速先上升后逐漸降低。氣體經過彎管段后，外側壁面附近的氣體流速逐漸增大，在外側壁面與飛機蒙皮的交界處附近速度達到最大值。由于風門的作用，風門側一部分流體質點不能突然改變運動方向，氣體流動至風門表面受阻，即不能平穩地、圓滑地過渡，在內側壁面附近氣體出現回流，使得這部分氣體不停地在該區域內作漩渦狀運動。

圖4 排氣口中心截面速度分布云圖及矢量圖

2.2 聲場結果分析

2.2.1 噪聲源位置預測

在穩態計算完成后，調用寬頻噪聲源模型進一步計算即可獲得流場中氣流噪聲源的位置和強度。圖5給出了排氣口表面聲功率級分布圖。

由圖5可知，在靠近入口的直管段聲功率級變化較為穩定。在過渡段彎管處聲功率級變化較大，外側壁面的聲功率級較小，內側壁面附近的聲功率級大于外側壁面的聲功率級。過渡段彎管之后的直管段內側壁面部分區域聲功率級較小，雖然此處有回流產生，但速度較小，湍流不劇烈，因此聲壓級功率較小。風門上由于部分氣體作漩渦狀運動，形成渦的分離及脫落，聲功率級較高。外側壁面與飛機蒙皮的交界處附近聲功率級最高，結合流場分析可知，這是由于該區域氣體流速大，湍流運動劇烈。

圖5 排氣口表面聲功率級分布

2.2.2 噪聲機理分析

圖6給出了監測點的速度和壓力隨時間變化的曲線。結合流場分布特征可知，此工況下排氣口噪聲源主要包括偶極子聲源和四極子聲源。

圖6 監測點瞬時速度和壓力變化曲線

由于作用在物體上的流動壓力產生偶極子聲源，故偶極子聲源主要分布在過渡段彎管外側壁面以及風門表面；因為流場中的湍流運動產生四極子聲源，所以四極子聲源分布于整個流場中，在外側壁面與飛機蒙皮的交界處附近最大。

氣體在進氣口的直管段內進行湍流運動，湍流運動產生不穩定的雷諾應力，進而產生四極子聲源，同時由于流速波動不劇烈，故四極子聲源貢獻量較?。划敋怏w流過過渡段彎管或風門時，由于外側壁面或風門的阻擋作用，氣體與外側壁面或風門相互作用，在外側壁面或風門附近產生壓力脈動，尤其是在風門附近，壓力脈動更為劇烈，管道壁面或風門附近壓力的變化，使得邊界層能量被其他粘滯力逐漸消耗，進而出現邊界層剝離的現象，形成漩渦運動，形成偶極子聲源；由于風門的作用，導致流通面積減小，在排氣口出口處產生噴流（節流）效應，使得外側壁面與蒙皮的交界處附近的速度脈動變得劇烈，形成四極子聲源。由于排氣口出口處的速度脈動較入口段速度脈動強烈，因此產生的四極子聲源也較入口段強烈。

2.2.3 氣動噪聲頻譜分析

對聲源接收點的聲壓數據進行快速傅里葉變換得到聲源接收點處聲壓頻譜特性，參考聲壓為2×10Pa。SoundReceiver處聲壓頻譜特性圖如圖7所示。

由圖7可知，排氣口流場中噪聲接收點處氣動噪聲聲壓級的頻帶很寬，屬于一種寬頻噪聲。該排氣口的最大聲壓級為147dB，平均聲壓級為130.6dB，在0~3000Hz范圍內，聲壓級幅值較大，隨著頻率的升高，幅值持續下降。因此氣動噪聲低頻部分的能量較大，高頻部分能量較小，后續對排氣口進行降噪改進時考慮低頻降噪。

圖7 Sound Receiver處聲壓頻譜特性圖

3 結論

本文基于大渦模擬法和FW-H聲學比擬法對沖壓空氣排氣口噪聲進行預測，結合流場和聲場對其噪聲產生機制進行分析，為沖壓空氣排氣口的噪聲計算提供了計算基礎，同時為今后對沖壓空氣排氣口的噪聲水平預測并降噪奠定了技術基礎。上述研究得到如下結論：①排氣口噪聲源主要包括偶極子聲源和四極子聲源，偶極子聲源主要分布在過渡段彎管外側壁面以及風門表面，四極子聲源分布于整個流場中，在外側壁面與飛機蒙皮的交界處附近最大。②排氣口的最大聲壓級為147dB，平均聲壓級為130.6dB，在0~3000Hz范圍內，聲壓級幅值較大，隨著頻率的升高，幅值持續下降，后續對排氣口進行降噪改進時考慮低頻降噪。